翼尖
- 孤立翼尖渦模態(tài)演化規(guī)律的實驗研究
海 200240翼尖渦是由機翼上下表面壓力差產(chǎn)生的一種大尺度渦結(jié)構(gòu)，在飛機起降階段，這種典型結(jié)構(gòu)會威脅后續(xù)飛機的飛行安全，降低機場的起降頻率［1］。為了高效地衰減翼尖渦的強度和持續(xù)時間，翼尖渦的主動控制方法逐漸受到重視。然而，對翼尖渦不穩(wěn)定性認(rèn)知的不足是導(dǎo)致翼尖渦主動控制技術(shù)發(fā)展困難的原因之一［2］。在過去翼尖渦不穩(wěn)定性主動控制研究中，最有價值的研究之一是Edstrand 等［3］在2018 年利用穩(wěn)定性分析方法指導(dǎo)翼尖渦主動衰減的研究。通過對NACA00
航空學(xué)報 2023年11期2023-07-29
- 寬速域翼尖渦及其與斜激波相互作用
然而，鴨翼產(chǎn)生的翼尖渦往往威脅其下游部件的飛行安全［5-8］。特別是在高速飛行時，鴨翼產(chǎn)生的翼尖渦容易與激波發(fā)生相互作用，引起翼尖渦破碎和激波變形，進而可能導(dǎo)致翼/舵升力下降、阻力增大，甚至誘發(fā)進氣道不起動［9］等氣動問題。因此，探究翼尖渦的演化及其與激波的相互作用規(guī)律成為寬速域飛行中的重要課題之一。低速不可壓縮來流中翼尖渦的研究幫助人們較早地意識到強翼尖渦對民航客機飛行安全的嚴(yán)重影響［10］。鑒于翼尖渦的強度與其切向速度和環(huán)量緊密相關(guān)［11］，認(rèn)識這些參
航空學(xué)報 2023年7期2023-06-28
- XB-70飛行器折疊機翼總體性能分析
0年代，一種機翼翼尖可折疊的大型超聲速戰(zhàn)略轟炸機XB-70 Valkyrie[8]。翼尖折疊可以用來擴展飛機的翼展，改變飛行器在高低速度情況下的誘導(dǎo)阻力。同時相關(guān)文獻[9-10]認(rèn)為，當(dāng)翼尖向下折疊捕捉飛機產(chǎn)生的激波時，能夠增加超聲速飛行時的總升力，并且升力中心的變化將減少俯仰力矩的控制和修正。此外，翼尖向下折疊后增加了高速狀態(tài)下的靜穩(wěn)定性，相應(yīng)地可使垂尾設(shè)計面積顯著減小。本文主要對XB-70 飛行器的折疊機翼結(jié)構(gòu)進行介紹，基于簡化后的XB-70整機外形，
航空科學(xué)技術(shù) 2022年12期2022-12-27
- 基于翼尖鏈翼的組合固定翼無人機研究
固定翼無人機通過翼尖連接機構(gòu)將機翼連接,形成一個大展弦比無人飛行器組合體的大氣層內(nèi)空中連接與分離技術(shù)。其中,被連接的單個固定翼無人機也稱為無人飛行單元?；?span id="j5i0abt0b" class="hl">翼尖鏈翼的組合固定翼無人飛行器(Combined Fixed-Wing Unmanned Aerial Vehicle with Wingtip Chained, CFWUAV-WC)利用翼尖鏈翼技術(shù)使飛行器具有更好的空氣動力學(xué)性能、結(jié)構(gòu)強度與復(fù)雜多任務(wù)適應(yīng)性能,可以飛得更高,續(xù)航時間更長,遂行任務(wù)更加
航空學(xué)報 2022年9期2022-10-12
- 基于改進混合長度尺度的機翼延遲分離渦模擬
前飛過程中，機翼翼尖會產(chǎn)生持續(xù)且較強的渦，在機翼后緣遠(yuǎn)場處能觀察到較為明顯的翼尖渦旋。近些年，關(guān)于翼尖渦的風(fēng)洞實驗研究相對較多，Dghim等采用實驗的方法研究了NACA0012機翼的翼尖渦與遠(yuǎn)場格柵生成湍流的相互作用。García-Ortiz等在固定迎角= 9°的條件下，研究了展向連續(xù)射流對NACA0012機翼尾渦的影響。Lee等研究了近地面處機翼翼尖渦的流動特性。Qiu等采用PIV技術(shù)，研究了NACA0015矩形機翼在尾跡六倍弦長范圍內(nèi)所產(chǎn)生翼尖渦的演化
航空兵器 2022年4期2022-10-11
- 飛翼無人機多形翼尖P頻段RCS特性及影響分析*
、臺階、對縫以及翼尖等弱散射源也是必須考慮的隱身設(shè)計難點。研究表明，弱散射源可導(dǎo)致飛機前向RCS增加1 m2，對隱身性能有較大的影響[6]。為了進一步提升飛行器隱身性能，值得對弱散射源進行深入研究。由于弱散射源的研究背景相當(dāng)敏感，國外相關(guān)的文獻資料較少。文獻[7]和文獻[8]提出了兩種RCS的檢測方法，指出將環(huán)境與目標(biāo)信號進行分離有利于弱散射源的精確測量，但這些方法很難應(yīng)用到飛機弱散射源的測量中。Hu等[9]利用微波成像算法與光譜變換的方式提取出弱散射源的
電訊技術(shù) 2022年8期2022-08-26
- 翼尖形狀對雙后掠飛翼縱向氣動特性的影響
途徑是選擇合適的翼尖。唐登斌[1]、Hossain A[2]、Inam M I[3]、 Zhou J X[4]等人討論了翼尖帆片、翼梢小翼以及剪切翼尖(sheared wingtip)3種翼尖裝置的減阻原理和特性，其中，翼尖帆片需精心設(shè)計和大量試驗驗證才可實現(xiàn)，難度較大；翼梢小翼設(shè)計復(fù)雜性比翼尖帆片小，易于實現(xiàn)；剪切翼尖是一種大后掠角、大根梢比的翼尖裝置，其減阻效果不如翼梢小翼，但對飛機其他性能影響小，綜合效果好。相較之下，翼梢小翼和剪切翼尖是較好的選擇。
空軍工程大學(xué)學(xué)報 2022年3期2022-07-13
- 基于旋轉(zhuǎn)修正模型的飛機尾流數(shù)值模擬研究?
非常穩(wěn)定的分層，翼尖渦可能會再次上升到飛行路徑，斜壓產(chǎn)生的尾渦和初始尾渦的相互作用會引起了減速、減速和加速的顯著效應(yīng)。Sussmann［3］等通過關(guān)注環(huán)境濕度的作用來研究尾流狀態(tài)演變，采用激光雷達橫截面測量和觀測分析與流體動力學(xué)和微物理學(xué)相結(jié)合的數(shù)值模擬方法，結(jié)果表明可以通過技術(shù)手段最大限度地減少持續(xù)凝結(jié)尾跡的形成。Gerz［4］等通過大渦模擬，得到了巡航飛機在自由大氣和靠近地面的大氣邊界層中尾渦脫落的具體行為。Misaka［5］等通過大渦模擬研究了飛機尾
艦船電子工程 2022年5期2022-06-21
- 翼尖形狀對小展弦比擺翼水動力性能的影響
的過程中會在每個翼尖處形成一個拖拽的旋渦，如同一個“小型龍卷風(fēng)”，將對周圍流場起強烈的速度誘導(dǎo)作用，在升力下降的同時產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力[15]，而且翼梢還可能存在空化[16]。Birch等[17]研究指出，翼尖渦強度在翼梢后緣立即達到最大值，并在下游流場的兩倍弦長距離范圍內(nèi)，強度幾乎保持恒定。翼尖渦在尾流場與水翼非定常運動甩出的首緣渦相互作用，產(chǎn)生了更加復(fù)雜的尾流場[18]，這種相互作用將影響水翼性能。在擺翼推進器非定常運動中，翼尖渦將引起巨大的能量損耗，設(shè)法降
船舶力學(xué) 2022年5期2022-05-31
- 翼稍裝置對翼尖渦耗散的影響研究
響民航運行效率。翼尖渦作為飛機尾流的主要因素，會在飛機后方產(chǎn)生不穩(wěn)定氣流，對后機的運行帶來嚴(yán)重的安全隱患[1]。翼梢小翼可以有效的阻擋機翼下表面氣流經(jīng)過翼梢向上表面的繞流，從而有效的減小誘導(dǎo)阻力，降低翼尖渦的強度。自上世紀(jì)80年代NASA艾姆斯研究中心的R.T.Whitcomb發(fā)明翼梢小翼以來，已廣泛應(yīng)用到各類航空器上。通過40年的發(fā)展，根據(jù)不同機型所需，已形成端板式、融合式、斜削式等類別的小翼。翼稍小翼的高度、后掠角、安裝角及扭轉(zhuǎn)角等為其重要設(shè)計參數(shù)，安
計算機仿真 2021年3期2021-11-17
- 正弦突風(fēng)下仿生機翼顫振分析
增大展弦比和減小翼尖渦。仿生機翼模型如圖2所示。仿生機翼半展長7.05 m，翼根弦長1.2 m，翼尖弦長0.54 m，展弦比λ=14.8，參考面積6.72 m2，后掠角0°。圖2 仿生機翼模型示意圖Fig.2 Bionic wing model2) 機翼網(wǎng)格劃分使用mesh模塊進行網(wǎng)格劃分。機翼表面采用六面體網(wǎng)格進行劃分，插入網(wǎng)格尺寸為體尺寸，大小為0.04 m，在翼根和翼尖表面插入面尺寸，大小為0.02 m，進一步進行加密。網(wǎng)格在機翼的圓弧處進行加密，設(shè)
兵器裝備工程學(xué)報 2021年9期2021-10-15
- 中高速條件下不同翼尖小翼的數(shù)值模擬分析
關(guān)鍵一環(huán)，對降低翼尖渦引起的誘導(dǎo)阻力具有重要意義[1-2]。誘導(dǎo)阻力在飛機飛行過程中占總阻力的30%以上，在飛機起降和爬升階段甚至可以占到總阻力的70%[3-4]。在減少翼尖小翼誘導(dǎo)阻力的研究中，改變翼尖小翼結(jié)構(gòu)占主要地位。如B737 翼尖經(jīng)歷了多次改型，先后推出了雙羽式、融合式和鯊鰭式小翼，空客A320 翼尖也同樣經(jīng)過多次改變。波音公司即將在B777 中使用新型的可彎折式翼尖變體小翼，進一步推動了翼尖小翼在民機領(lǐng)域的探索[5]。飛機在飛行過程中的飛行狀態(tài)
中國民航大學(xué)學(xué)報 2021年4期2021-09-26
- 低溫循環(huán)CFRP飛機翼尖小翼性能研究
飛機飛行過程中，翼尖處會產(chǎn)生影響其升阻性能的翼尖渦[1]，通常采用翼尖小翼解決這一問題[2]。CFRP復(fù)合材料具有強度高、質(zhì)量輕等優(yōu)勢[3]，是翼尖小翼材料的較好選擇，但隨著飛機服役時間的增長，翼尖小翼可能會面臨因疲勞而產(chǎn)生的根部懸臂彎曲斷裂問題，其主要影響因素為纖維鋪層角度不同引起的材料自身強度變化[4]以及飛機頻繁高空起降過程中常溫、低溫循環(huán)作用的影響[5]。針對以上問題，本文結(jié)合理論模型推導(dǎo)以及力學(xué)試驗探究了低溫循環(huán)條件對單向和正交鋪層CFRP飛機翼
科學(xué)技術(shù)創(chuàng)新 2021年26期2021-09-15
- 變體飛行器的折轉(zhuǎn)翼尖設(shè)計及分析
一[1]。而折轉(zhuǎn)翼尖能極大地提高飛行器的性能，在起飛前將翼尖折轉(zhuǎn)一定的角度，能提高其起飛時的穩(wěn)定性，并節(jié)省跑道的空間；巡航時折轉(zhuǎn)回水平位置，增大了機翼的展弦比，提高升阻比，增大航程。目前，關(guān)于折轉(zhuǎn)翼尖的變形方案主要為兩種：一種是基于轉(zhuǎn)軸類型的設(shè)計(折疊翼)，Bourdin[2]等人提出了一種以伺服電機為驅(qū)動器，借助連桿機構(gòu)實現(xiàn)變形的方案；另一種是基于柔性變形段的設(shè)計，李偉[3]提出了一種由柔性翼梁和形狀記憶合金彈簧驅(qū)動器組合的變形方案。折轉(zhuǎn)翼尖除了能夠變形
現(xiàn)代機械 2021年4期2021-09-03
- 彎折翼尖對飛翼布局飛機氣動特性影響
-11]以及全動翼尖等阻力類舵面[12-14]，也有采用氣動舵面[15]和推力矢量[5]方式來實現(xiàn)航向控制。氣動舵面和推力矢量都依靠發(fā)動機噴流實現(xiàn)航向操縱能力，這對發(fā)動機性能要求較高，操縱時會帶來部分推力損失，在高速階段，其操縱效率也會大幅下降，飛機的結(jié)構(gòu)設(shè)計也變得更加復(fù)雜，因此該方案較少采用。阻力類方向舵利用離軸阻力實現(xiàn)偏航，隨著迎角的增加阻力增強，并且在超聲速下偏轉(zhuǎn)同樣有較大的激波阻力，操縱效率仍然較高，同時，舵面具有結(jié)構(gòu)相對簡單、響應(yīng)迅速、維護方便等
航空學(xué)報 2021年6期2021-07-07
- 固定翼微型飛行器展弦比對氣動特性的影響
為平面形狀加下置翼尖端板的“翠鳥”MAV，反齊莫曼為平面形狀上置翼尖端板的“云雀”MAV。但是專注于研究升力體展弦比對MAV氣動特性影響的工作比較少見，本文主要致力于分析MAV展弦比對其氣動特性與操縱性的研究工作。1 計算方法對飛行器氣動外形進行設(shè)計時，需要精確的計算飛行器所在流場的流動特性。與高雷諾數(shù)常規(guī)飛行器相比，MAV在該雷諾數(shù)范圍內(nèi)氣動特性和流場結(jié)構(gòu)明顯不同。隨著Horton[11]、Mueller[12-14]、Selig[15]對低雷諾數(shù)范圍內(nèi)
南昌航空大學(xué)學(xué)報（自然科學(xué)版） 2021年1期2021-06-02
- 某翼尖發(fā)射裝置懸掛精度分析
的懸掛精度要求。翼尖發(fā)射裝置由于自身結(jié)構(gòu)和掛裝特點的特殊性，需要對其懸掛精度進行分析。1 某翼尖發(fā)射裝置的特點1.1 懸掛精度的定義翼尖發(fā)射裝置固定安裝在飛機的翼尖掛點，用于懸掛和發(fā)射空空導(dǎo)彈。發(fā)射裝置與載機的機械接口位于發(fā)射裝置側(cè)面，有20個M8螺栓，30個M6螺栓，2個Φ12定位銷釘和1個Φ8定位銷釘，貼合面為上下兩凸臺面，如圖 1所示。圖1 翼尖發(fā)射裝置示意圖對發(fā)射裝置懸掛精度的要求具體可劃分為三部分：俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角的角度誤差。如圖1中的坐標(biāo)
現(xiàn)代機械 2021年1期2021-03-15
- 基于k-ω湍流模型的翼尖渦演化過程數(shù)值模擬
的縱向偏移,并在翼尖脫落時形成翼尖渦[1],翼尖渦向后發(fā)展繼而形成尾流跡。由于大氣環(huán)境的特性,翼尖渦所產(chǎn)生的尾流會持續(xù)很長一段時間,其擾動的不穩(wěn)定空氣具有較大的動能,為后機飛行安全造成很大的事故隱患[2]。在中國經(jīng)濟高速發(fā)展的現(xiàn)在,有限的空域資源逐漸不能滿足民航運輸?shù)男枨?而尾流將直接影響到終端區(qū)的容量,影響飛機的起降架次,造成航班的延誤。在旋翼的運動過程中,翼尖渦的存在將造成機翼的顫振,從而產(chǎn)生嚴(yán)重的噪聲污染[3]。為解決上述問題,對于翼尖渦演化過程的研
科學(xué)技術(shù)與工程 2020年35期2021-01-14
- 基于全局線性穩(wěn)定性分析的翼尖雙渦不穩(wěn)定特征演化機理
海 201210翼尖渦是由機翼上下表面壓力差所產(chǎn)生，從機翼表面脫落后在飛機尾跡中形成的主要大尺度渦結(jié)構(gòu)。翼尖渦的產(chǎn)生不可避免地帶來尾跡遭遇[1]、誘導(dǎo)阻力[2]和氣動噪聲[3]等問題，對飛機的安全性、經(jīng)濟性和舒適性帶來不利影響。為此，國際民航組織(ICAO)對兩架飛機的起飛時間間隔和距離間隔做出嚴(yán)格的限定。以起飛重量超過136 000 kg的重型飛機為例，當(dāng)后續(xù)飛機的起飛重量小于7 000 kg時，兩者的間隔時間不得少于159 s，間隔距離不得低于6海里[
航空學(xué)報 2020年9期2020-12-02
- 基于開源計算流體力學(xué)軟件SU2的鈍體翼尖渦研究
織尾渦渦旋結(jié)構(gòu)或翼尖渦旋,而近翼尖渦旋，對于流體力學(xué)和空氣動力學(xué)研究具有重要的應(yīng)用。因此，人們對翼尖渦旋進行了廣泛的實驗和數(shù)值研究。Devenport與Rife等[1]通過風(fēng)洞實驗使用熱線給出了矩形NACA0012翼下游遠(yuǎn)場方向尾渦。Giuni 與Green[2]使用煙霧可視化技術(shù)研究了NACA0012翼方形翼尖與圓形翼尖的近場渦形成，揭示了低雷諾數(shù)3000下的近場主渦、次渦的相互作用。除風(fēng)洞實驗外，計算流體力學(xué)CFD工具在工程應(yīng)用中也越來越流行，計算流體
沈陽航空航天大學(xué)學(xué)報 2020年3期2020-08-14
- 平衡鳥
形針別在小鳥兩端翼尖上后，再用指勾住小鳥的嘴巴。這樣，指尖平衡鳥就做好了。通過上面的實驗我們發(fā)現(xiàn)，開始時沒有回形針的小鳥無法保持平衡，但是把回形針別在翼尖上后，就能保持平衡了。原來，由于小鳥的尾部和大部分翅膀處于指尖的前方，所以大部分的重力也就位于前方，當(dāng)把回形針別在翼尖后，就增加指尖這一側(cè)的重力。且由于小鳥在橫向方面是對稱的，此時指尖位于小鳥的重心鉛垂線上，也就是中心，所以就能保持平衡了。實驗過程須成人全程陪伴，不能讓孩子單獨操作使用剪刀，謹(jǐn)防被戳傷，確
娃娃樂園·綜合智能 2020年3期2020-05-11
- “動詞”勾勒飛行之美
橫掠著，小燕子的翼尖或剪尾，偶爾沾一下水面，那小圓暈便一圈一圈地蕩漾開去。這是統(tǒng)編教材三年級下冊《燕子》一文中描繪燕子飛行之美的語段。三個短句匯成一句話，把燕子飛行時的輕巧、敏捷描繪得栩栩如生。生動優(yōu)美的語言總讓人過目不忘，語段中的動詞尤其奪人眼球。一個“橫掠”將自由自在、機靈敏捷的燕子展現(xiàn)在讀者眼前。 “橫”字寫出了燕子飛行時的姿態(tài)，優(yōu)美動人;“掠”字則突出了燕子飛行時的速度。如果說“橫掠”是燕子“快與美”的結(jié)合，那“沾”就是“輕巧與敏捷”的代言。燕子的
作文周刊·小學(xué)三年級版 2020年4期2020-04-23
- 飛機秘密檔案
白色防撞燈安裝在翼尖，燈光閃爍、炫目。由于太過明亮，飛機在滑行或排隊等候時不能使用。機翼照明燈安裝在飛機機翼根部前方的機身兩側(cè)，向后照射能夠照亮機翼前緣和上表面。它能夠幫助機組人員檢查機翼上是否有冰雪或損傷，也可以幫助飛機避免碰撞。標(biāo)志燈通常安裝在水平安定面上，能夠照亮垂直尾翼，使航空公司的標(biāo)志清晰可見。這種燈不是必需的，但也可以起到防撞的作用。位置燈有三種顏色：紅色、綠色和白色。紅燈位于飛機左側(cè)翼尖，綠燈位于飛機右側(cè)翼尖，白燈則在左右兩側(cè)翼尖和尾部都有分
百科探秘·航空航天 2020年3期2020-04-21
- 低雷諾數(shù)下翼尖渦統(tǒng)計特性實驗研究
得氣流在機翼兩側(cè)翼尖處強烈翻卷形成一對反向旋轉(zhuǎn)的尾渦，即翼尖渦。翼尖渦是飛機尾流中主要的相干結(jié)構(gòu)，在無外加干擾的情況下，翼尖渦的強度在100倍機翼展長范圍內(nèi)不會發(fā)生明顯的衰減，其攜帶的旋轉(zhuǎn)能量會引起作用范圍內(nèi)后方飛機的飛行速度、高度、航向、滾轉(zhuǎn)角及其他飛行特性發(fā)生顯著變化，影響其飛行安全，由此制定的飛機尾流安全標(biāo)準(zhǔn)決定了飛機起降頻率、影響機場運營效率[1-2]。對翼尖渦尾流場及其相關(guān)統(tǒng)計參數(shù)進行深入研究，進而發(fā)展促使尾渦失穩(wěn)耗散的流動控制技術(shù)具有重要的應(yīng)用
實驗流體力學(xué) 2019年5期2019-11-07
- 垂直起降固定翼無人機的翼尖垂尾設(shè)計分析
對垂直起降無人機翼尖設(shè)計類的研究[6-8]較少。垂直起降固定翼無人機為一種較為特殊的機型，傳統(tǒng)的翼尖設(shè)計并不能完全適用于該類無人機。翼尖小翼能夠降低無人機巡航狀態(tài)的阻力[9]。常用的翼尖小翼主要有融合式翼梢小翼、渦擴散器、翼尖延伸以及“雙叉彎刀”等多種構(gòu)型[10]。因為垂直起降固定翼無人機具有獨特的飛行模式，所以其翼尖小翼設(shè)計方式比較靈活。結(jié)合垂直起降固定翼無人機獨特的飛行模式，本文提出四種翼尖垂尾的設(shè)計：翼尖下垂尾、翼尖上垂尾、翼梢端板、無翼尖垂尾的常規(guī)
航空工程進展 2019年5期2019-11-04
- 基于線性穩(wěn)定性分析的翼尖渦搖擺機制
海 200240翼尖渦是飛機尾跡中一種典型的大尺度渦結(jié)構(gòu)，大型客機的翼尖渦可以在100倍機翼弦長的尾跡區(qū)域內(nèi)維持，從而對后續(xù)飛機的安全飛行產(chǎn)生威脅，限制了機場起降頻率[1]。此外，由翼尖渦誘導(dǎo)下洗產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力是飛機阻力的主要來源之一[2]。Gerz等在2002年總結(jié)提出了控制飛機尾跡渦影響的兩大策略：① 減弱翼尖渦強度；② 使翼尖渦快速衰減[1]。目前通過加裝翼梢小翼等流動控制方法可以有效地減少翼尖渦強度，然而針對第2種策略卻缺乏有效的流動控制原理及方法
航空學(xué)報 2019年8期2019-09-11
- 復(fù)合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)翼尖小翼成型技術(shù)研究
結(jié)構(gòu)特點復(fù)合材料翼尖小翼為泡沫夾層復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，由泡沫芯、復(fù)合材料封邊肋及外蒙皮組成，泡沫外型面與外蒙皮內(nèi)型面一致，如圖1 所示。其中泡沫芯由三塊泡沫拼接而成，為整個翼尖小翼提供剛度支撐，如圖2 所示。圖1 復(fù)合材料翼尖小翼示意圖圖2 翼尖小翼泡沫芯材示意圖1.2 工藝難點復(fù)合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)翼尖小翼型面復(fù)雜，在零件成型過程中，既要翼尖小翼外型面尺寸準(zhǔn)確，又要保證外蒙皮及夾層結(jié)構(gòu)膠接面的內(nèi)部質(zhì)量，還要保證外蒙皮及封邊肋對泡沫芯材的密封性，對工藝方案的設(shè)計提
科技與創(chuàng)新 2019年6期2019-04-11
- 翼尖尖點散射特性分析*
、外露天線、機翼翼尖等尖點繞射。如果不加以控制，一組翼尖散射就足以破壞飛行器的隱身性能，何況飛行器存在成百上千的縫隙和臺階等弱散射源。據(jù)統(tǒng)計，飛機表面的弱散射源，其前向RCS可以達到1 m2，導(dǎo)致不能實現(xiàn)極低RCS隱身飛行器的隱身目標(biāo)。這是隱身技術(shù)必須解決的問題之一。鑒于飛行器隱身技術(shù)的敏感性，從公開發(fā)表的文獻中，國外關(guān)于隱身飛機弱散射研究的相關(guān)成果和論文很難檢索到。在國內(nèi)，關(guān)于飛行器表面弱散射源對RCS的影響研究主要集中在電磁缺陷方面，且以縫隙、臺階以及
電訊技術(shù) 2018年7期2018-07-26
- 融合式翼梢小翼減阻效應(yīng)研究
時，由于其尾渦和翼尖渦的下洗作用也產(chǎn)生了誘導(dǎo)阻力。高亞音速飛機在巡航狀態(tài)下的誘導(dǎo)阻力約占全機阻力的30%～40%，有效減小誘導(dǎo)阻力對于飛機降低油耗、提高航程具有重要意義。從理論計算和試驗對翼尖裝置的研究表明，加裝翼尖裝置可以起到顯著的減阻效果[1]。1976年，美國NASA Whitcomb的研究首先表明加裝翼梢小翼能夠減小機翼的誘導(dǎo)阻力，隨后美國在加油機KC-135上加裝翼梢小翼進行了飛行試驗，據(jù)報道可以使總阻力降低約6.5%[2-3]。此后，許多大中型
航空工程進展 2018年2期2018-05-31
- 可彎折翼尖在飛翼布局中操縱性能研究
究，主要包括全動翼尖、差動前緣襟翼、嵌入面和開裂式方向舵等[5]。目前，國內(nèi)外有關(guān)飛翼布局飛機操控方式的研究主要集中在常規(guī)偏航操縱面、發(fā)動機推力矢量控制等方面，且兩者通常同時使用。常規(guī)偏航操縱面如內(nèi)外升降副翼、開裂式方向舵、全動翼尖、收放式方向舵、嵌入面、差動前緣襟翼、分布式后緣襟翼等主要是通過機翼兩側(cè)的差動阻力產(chǎn)生偏航力矩[4]，因此進行航向控制時，常規(guī)偏航操縱面常會產(chǎn)生一定的阻力增量，降低飛行性能。為實現(xiàn)飛翼布局航向控制，同時盡量避免產(chǎn)生較大的阻力增量
民用飛機設(shè)計與研究 2018年1期2018-05-04
- 777X成熟機型潛力有多大？
得更加密切。折疊翼尖的挑戰(zhàn)為了在現(xiàn)行的機場運行標(biāo)準(zhǔn)和更優(yōu)化的飛行效率之間尋求平衡，777X采用了可以折疊的翼尖設(shè)計。飛行時，折疊翼尖展開，71.8米的翼展為777X帶來無與倫比的飛行效率，落地后，折起的翼尖是777X的翼展變?yōu)榕c777-300ER相同的64.8米，這可以使777X和777系列的其他機型共用停機坪，降低了航空公司的使用條件限制。折疊機翼的設(shè)想早在777-200時就已提出。為節(jié)約停機坪使用成本，波音曾給出過折疊機翼的方案，達美航空也對該方案頗感
航空知識 2018年2期2018-04-16
- 考慮隱身約束的艦載飛翼無人機翼尖裝置氣動設(shè)計和分析
的艦載飛翼無人機翼尖裝置氣動設(shè)計和分析李繼廣,陳 欣*,李 震(南京航空航天大學(xué) 自動化學(xué)院,江蘇 南京 210016)在隱身要求約束下，設(shè)計了艦載飛翼無人機翼下增升裝置。并針對未來尾流雷達探測的反隱身技術(shù)，分析了增升裝置對尾流消弱的作用，從而提高了該探測方式的隱身效果。計算結(jié)果表明，該增升裝置可以較好地增加升力、減弱誘導(dǎo)阻力、提高升阻比，并能起到減弱尾流的作用。最后分析了增升、減阻、消弱尾流的機理，解釋了在大迎角條件下氣動優(yōu)化效果更好的原因，并與常規(guī)布局
空氣動力學(xué)學(xué)報 2017年6期2017-12-25
- 新概念機翼尾流特性實驗
在大迎角狀態(tài)下，翼尖會產(chǎn)生能量集中且自由消散時間長的飛機尾渦，嚴(yán)重影響后續(xù)起降飛機的安全?；赗ayleigh-Ludwieg不穩(wěn)定性，提出一種新概念飛機襟翼布局，通過水槽實驗發(fā)現(xiàn)：新概念布局的襟翼對翼尖渦的消散具有明顯的促進作用，不同參數(shù)組合下襟翼渦對翼尖渦的運動特性和能量變化的影響均有不同。實驗結(jié)果也為飛機尾流控制的研究提供了參考，在滿足飛行力學(xué)設(shè)計的基礎(chǔ)上，合理運用增升裝置構(gòu)建四渦系統(tǒng)可以有效促進飛機尾流的消散，提高機場飛機起降效率。飛機尾渦； Ra
航空學(xué)報 2017年4期2017-11-17
- 基于翼尖渦物理特征的誘導(dǎo)阻力減阻機制實驗研究
00240)基于翼尖渦物理特征的誘導(dǎo)阻力減阻機制實驗研究黃文濤,向 陽,王 笑,劉 洪*,顧定一(上海交通大學(xué) 航空航天學(xué)院,上海 200240)本文通過風(fēng)洞實驗研究了翼尖渦的物理特征以及誘導(dǎo)阻力的減阻機制。實驗中利用3DPIV(三維粒子圖像測速技術(shù))技術(shù)得到了翼尖渦的物理特征，并基于本文提出并設(shè)計的翼尖氣動力測量裝置，得到了機翼翼尖處的誘導(dǎo)阻力。實驗結(jié)果表明，機翼翼尖渦的無量綱環(huán)量會隨機翼迎角及風(fēng)速的增大而增大。翼尖渦無量綱環(huán)量的減小以及翼尖渦與機翼之間
實驗流體力學(xué) 2017年5期2017-11-07
- 問答
有人給模型機翼的翼尖都加上了紅色。這樣的做法有什么特殊意義嗎？云南模友在模型飛機機翼的翼尖，以及垂直尾翼的翼尖加上紅色，最大的作用是易于在空中識別。以前有模友專門做過實驗，當(dāng)模型飛得比較遠(yuǎn)、快脫離視線時，如果其翼尖為紅色，那么每盤旋一圈，就能清楚地確認(rèn)一次；而沒有紅色翼尖的，就看不太清楚了。競賽中，模型滑翔機項目大多考察的是留空時間。在大風(fēng)天決賽時，裁判員不一定能看到模型滑翔至地面，基本誰的模型脫離視線晚，誰就能獲得最后的勝利。什么是模型飛機的重心？為什么
航空模型 2017年1期2017-08-15
- A320系列飛機襟縫翼翼尖剎車故障分析
0系列飛機襟縫翼翼尖剎車為研究對象。分析襟縫翼系統(tǒng)的控制原理及故障模式下的工作情況，并依此提供了排故的方法。通過兩起典型故障的排除，梳理了翼尖剎車故障原因的可能性，并就其中極為復(fù)雜的線路故障，提供了借鑒及可行的排故建議。在保證飛行安全、航班正點和提高維修效率、降低維修成本等方面具有重要意義。關(guān)鍵詞：襟縫翼；翼尖；剎車；線路故障中圖分類號：TB文獻標(biāo)識碼：Adoi：10.19311/j.cnki.1672-3198.2016.23.1171 背景介紹案例一：
現(xiàn)代商貿(mào)工業(yè) 2016年23期2017-02-04
- 柔性機翼陣風(fēng)響應(yīng)與被動減緩研究
機翼陣風(fēng)響應(yīng)以及翼尖被動陣風(fēng)減緩效應(yīng)。采用空間-時間平行的有限元離散方法，將氣彈方程轉(zhuǎn)化為一階微分代數(shù)方程，Newton-Raphson和Generalized-α算法分別用于靜態(tài)變形和動態(tài)響應(yīng)的求解，通過算例研究了離散陣風(fēng)載荷下柔性機翼的陣風(fēng)響應(yīng)，結(jié)果表明翼尖被動陣風(fēng)減緩裝置對機翼變形有明顯的減緩效果。柔性機翼；氣動彈性；陣風(fēng)響應(yīng)；被動減緩飛行器在大氣中飛行時常常會受到強烈陣風(fēng)的影響而產(chǎn)生不希望的附加過載，其中垂直陣風(fēng)的影響尤為顯著。陣風(fēng)過載不但會使飛機
海軍航空大學(xué)學(xué)報 2016年6期2016-12-27
- 帶不同形狀翼尖帆片的機翼地面效應(yīng)實驗研究
72）帶不同形狀翼尖帆片的機翼地面效應(yīng)實驗研究孫承宏1，代 欽1，2，＊（1.上海大學(xué)，上海市應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué)研究所，上海 200072；2.上海市力學(xué)在能源工程中的應(yīng)用重點實驗室，上海 200072）翼尖帆片將原型機翼集中的翼尖渦分散成多個小渦，加快翼尖渦的耗散，從而降低機翼誘導(dǎo)阻力。為進一步了解翼尖帆片對機翼在地面效應(yīng)下流動特性的影響，分別對安裝有3片橢圓形和梯形帆片的NACA4412機翼開展了風(fēng)洞實驗研究。測量了2種帆片機翼的氣動力和翼尖渦結(jié)構(gòu)，并通過
實驗流體力學(xué) 2016年6期2016-08-31
- 圓弧形截面的翼尖幾何修形方法研究
0)圓弧形截面的翼尖幾何修形方法研究金 鼎 / JIN Ding(上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)現(xiàn)代飛機外形設(shè)計越來越注重局部細(xì)節(jié)的精細(xì)化設(shè)計，翼尖局部修形便是其中一項重要的工作。針對翼尖截面形狀，分析并總結(jié)出兩種圓弧形截面的翼尖幾何修形方法。翼尖；修形；圓弧形截面0 引言現(xiàn)代飛機外形設(shè)計越來越注重局部細(xì)節(jié)的精細(xì)化設(shè)計，如翼梢小翼設(shè)計、翼根前后緣邊條設(shè)計、整流鼓包流線型設(shè)計、局部擾流裝置設(shè)計等。翼尖修形也屬于外形精細(xì)化設(shè)計的其中一項，區(qū)別于翼梢小
民用飛機設(shè)計與研究 2016年4期2016-02-21
- 基于Ansys Fluent的近場翼尖渦數(shù)值模擬與分析
00)0 引言從翼尖脫落的渦會卷起并形成一對反向旋轉(zhuǎn)的漩渦，即翼尖渦，在向下游流動的過程中翼尖渦逐漸形成尾流［1］。不斷發(fā)展的尾渦系統(tǒng)，根據(jù)大氣狀況會持續(xù)很長時間，具有很高的動能，因而對尾隨的航空器造成潛在危險［2］。隨著空中交通流量的持續(xù)增長，在繁忙的終端區(qū)尾流的影響日益明顯，相對保守的尾流間隔已經(jīng)成為妨礙航空運輸系統(tǒng)容量增加的主要因素之一。直升機旋翼槳葉脫落的翼尖渦與葉片之間相互作用會引起噪音和顫振;船舶和潛水艇的螺旋槳推進器產(chǎn)生的翼尖渦也是噪音的主要
飛行力學(xué) 2015年2期2015-12-25
- 大展弦比機翼翼梢裝置性能特性研究
限制;因此，通過翼尖設(shè)計以及加裝翼梢裝置來改善翼尖區(qū)的氣流流動和減阻是減小誘阻的重要手段。多年來，國內(nèi)外學(xué)者從理論計算、風(fēng)洞試驗、飛行試驗等方面對各類翼梢裝置作了大量的基礎(chǔ)性及應(yīng)用性研究，一些研究成果投入實際應(yīng)用并取得了明顯的效果［2］。NASA 研究表明［3］，KC-135 加裝翼梢小翼使飛機總阻力下降7%，升阻比提高5% ～8%。B737-800加裝融合式翼梢小翼［4］使航程增加約240～350 km。但國內(nèi)外研究多集中于中等及小展弦比機翼的翼梢裝置研
飛行力學(xué) 2015年1期2015-12-25
- 翼尖顫振數(shù)據(jù)異常分析
邢達波 李鐵林翼尖顫振數(shù)據(jù)異常分析邢達波 李鐵林本文針對飛行試驗中飛機左平尾翼尖顫振數(shù)據(jù)異常現(xiàn)象，從測試方法、顫振傳感器、飛行數(shù)據(jù)及飛行狀態(tài)等方面分析數(shù)據(jù)異?，F(xiàn)象原因，通過地面試驗對故障現(xiàn)象進行分析，并結(jié)合實際試飛數(shù)據(jù)確定了其發(fā)生原因。顫振是彈性體在氣流中發(fā)生的不穩(wěn)定振動現(xiàn)象，其產(chǎn)生原理： 彈性結(jié)構(gòu)在均勻氣流中由于受到彈性力、慣性力和氣動力的耦合作用，結(jié)構(gòu)上的瞬時氣動力與彈性位移之間有位相差，導(dǎo)致振動的結(jié)構(gòu)可能從氣流中吸取能量而擴大振幅，從而發(fā)生了振幅不衰
中國科技信息 2015年24期2015-11-07
- 地面效應(yīng)作用下翼尖渦特性的PIV實驗研究
)地面效應(yīng)作用下翼尖渦特性的PIV實驗研究章 曠1，代 欽1，2，*(1.上海大學(xué)上海市應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué)研究所，上海 200072; 2.上海市力學(xué)在能源工程中的應(yīng)用重點實驗室，上海 200072)完成了NACA23012機翼地面效應(yīng)條件下翼尖渦結(jié)構(gòu)及升阻力特性實驗。實驗在拖曳水槽中模擬機翼的飛行狀態(tài)，獲得了在多種飛行高度、0°攻角時機翼在水平地面和正弦波浪地面附近的升/阻力、翼尖渦流場的變化規(guī)律，對比分析了水平地面和波浪地面附近翼尖渦速度、渦量分布的區(qū)別及
空氣動力學(xué)學(xué)報 2015年3期2015-04-14
- 有無翼尖渦擴散器的民航機翼數(shù)值模擬計算
00300)有無翼尖渦擴散器的民航機翼數(shù)值模擬計算谷潤平1,2, 宋國萍1,2, 刁華智1,2, 劉薇1,2(1.中國民航大學(xué) 空中交通管理學(xué)院, 天津 300300;2.天津市空管運行規(guī)劃與安全技術(shù)重點實驗室, 天津 300300)采用ANSYS FLUENT軟件對有無翼尖渦擴散器機翼翼尖渦的形成和消散進行基于Realizablek-ε渦粘模型的數(shù)值模擬計算,以探究翼尖渦擴散器對尾流的影響。通過對比分析兩種機翼的靜壓系數(shù)、軸向渦量、速度矢量可知:加裝翼尖
飛行力學(xué) 2015年5期2015-03-15
- 翼尖尾渦對后機影響研究及規(guī)避策略
州256603)翼尖尾渦對后機影響研究及規(guī)避策略邢琳琳，高培新(濱州學(xué)院飛行學(xué)院 山東濱州256603)在飛行中，飛機翼尖尾渦對飛行安全影響較大，不僅會降低后機能見度，而且對后機操作及性能都有重要影響?；趯?span id="j5i0abt0b" class="hl">翼尖尾渦形成機理、近地流動規(guī)律及渦核特性的分析，闡述了飛機翼尖尾渦對后機飛行安全的影響，主要涵蓋后機平飛狀態(tài)起飛降落、橫向操縱等方面。同時提出了規(guī)避翼尖尾渦對后機影響的具體策略，其中包括嚴(yán)格執(zhí)行國際民航組織規(guī)定的尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)、建立混合起降尾流安全間隔等
天津科技 2015年3期2015-02-13
- 翼梢小翼的新變革
后不久就提出了在翼尖處加裝端板以改善其空氣動力學(xué)特性的想法?？上о笥诤娇詹牧虾图庸すに?，小翼對飛機升阻特性的改善無法勝過其給飛機帶來的額外重量。該設(shè)計只能停留在圖紙上。蘭徹斯特死后30年的1976年，油價猛漲，曾提出跨聲速面積律和超臨界翼型的惠特科姆博士才重拾小翼。波音公司立即在波音707改裝成的KC-135加油機上進行試驗。數(shù)據(jù)表明，KC-135加裝小翼后最大飛行高度增加了3.4%，升力系數(shù)增大了4.88%，升阻比提高了7.8%，航程增加了7.5%。這次
航空知識 2014年11期2014-11-21
- 翼尖小翼對尾渦安全間隔的影響研究
究尚沒有考慮飛機翼尖小翼的影響。為降低飛機的氣動阻力、減少飛行油耗、提高運行經(jīng)濟性,航空公司在飛機廠家支持下對B737-800等飛機進行了融合式翼尖小翼改裝[8]。由于降低了翼尖渦強度,使得加裝翼尖小翼后的飛機尾渦初始強度、尾渦安全間隔也會有所降低。因此有必要基于對加裝翼尖小翼后飛機誘導(dǎo)阻力的變化研究來分析其對尾渦安全間隔的影響。本文通過對飛機極曲線的擬合研究,分析了加裝翼尖小翼后飛機誘導(dǎo)阻力的變化情況,提出用當(dāng)量展弦比來表示翼尖小翼對尾渦渦強度的影響。然
飛行力學(xué) 2014年2期2014-09-17
- 組合小翼和翼梢噴流對翼尖渦的影響實驗研究
小翼和翼梢噴流對翼尖渦的影響實驗研究楊 可1，黃 浩2，徐勝金3（1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽621000；2.中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京100074；3.清華大學(xué)航天航空學(xué)院，北京100084）對翼梢組合小翼構(gòu)型和翼梢噴流控制翼尖渦進行了實驗研究，在此基礎(chǔ)上，提出組合小翼與翼梢噴流聯(lián)合控制翼尖渦的方法，并對翼尖渦的控制效果進行了實驗研究。實驗在一低速直流式風(fēng)洞中進行，基本模型為NACA0015二元截尖翼型，基于弦長和自由來流速度定義的雷
實驗流體力學(xué) 2014年6期2014-07-10
- 雙翼尖渦Rayleigh-Ludwieg不穩(wěn)定性實驗研究
生器觸發(fā)一系列雙翼尖渦Rayleigh-Ludwieg不穩(wěn)定性，通過PIV系統(tǒng)測得雙翼尖渦中主渦及次渦的運動特性、環(huán)量-時間特性，進行殘余環(huán)量比例分析以說明雙翼尖渦Rayleigh-Ludwieg不穩(wěn)定性削弱翼尖渦強度之快速有效性［2-3］。1 飛機翼尖渦消散機制1.1 翼尖渦安全性危害分析飛機翼尖渦形成之后具有很強的能量，短時間內(nèi)不會消散，這對看不見的旋渦將會在一段時間內(nèi)給后面的飛機帶來安全隱患［4］。在兩個旋渦的相互作用下，機身后形成了具有向上速度的區(qū)
實驗流體力學(xué) 2013年2期2013-09-21
- 基于渦格法的近程無人機氣動優(yōu)化與風(fēng)洞實驗驗證
比的前提下，加裝翼尖小翼提高全機升阻比是一種行之有效的方法。國外對翼尖小翼的研究始于上世紀(jì)70年代，Whitcomb［1］研發(fā)了適用于高亞聲速飛機的翼尖小翼，并加裝在KC－135加油機上進行了試飛驗證，結(jié)果表明，全機總阻力降低6.5%，航程增加7.5%。之后Asai［2］對翼尖小翼的氣動原理進行了詳細(xì)的分析與研究。近年來翼尖小翼設(shè)計應(yīng)用更加廣泛［3－6］，Conley等人［3］對Learjet噴氣飛機進行了加裝翼尖小翼風(fēng)洞試驗，他們認(rèn)為小翼扭轉(zhuǎn)角是一個關(guān)鍵
實驗流體力學(xué) 2012年3期2012-04-17
- 全動翼尖對無尾飛翼布局飛機氣動特性影響的實驗研究
國外就開始對全動翼尖(AllMovingTip,AMT)進行探索性研究,但只是作為升力控制面或滾轉(zhuǎn)控制面,現(xiàn)在則作為阻力面或偏航操縱面[3-4]。全動翼尖與阻力式方向舵類似,當(dāng)單側(cè)作動時型阻和誘導(dǎo)阻力增大,進而產(chǎn)生所需的偏航力矩。當(dāng)攻角較小時,上翼面尚未分離或者分離較弱,此時當(dāng)全動翼尖后緣向下偏轉(zhuǎn)時,翼尖攻角增大,引起局部升力增大,由于全動翼尖通常位于全機重心之后,因此會產(chǎn)生低頭力矩;如果此時左側(cè)翼尖偏轉(zhuǎn),由于飛翼左側(cè)升力增大,將產(chǎn)生向右的滾轉(zhuǎn)力矩[5-6
空氣動力學(xué)學(xué)報 2010年2期2010-04-07
- 為什么噴氣飛機在飛行時翼尖會出現(xiàn)兩條銀帶
飛機的前進，而由翼尖拖向后，形成二條平行的渦旋流。這種流動在翼尖部分更為劇烈，因為在翼尖部分的氣流要流到上表面去是更容易。這樣在翼尖部分的這種環(huán)狀的渦旋氣流，也就成為由翼尖發(fā)出的二條平行渦旋流的核心，其旋轉(zhuǎn)流動的速度是遠(yuǎn)大于其他部分。這樣，當(dāng)噴氣式飛機爬高，俯沖或以更大的速度飛行時，在翼尖部分的環(huán)狀渦流的速度也就越大。當(dāng)飛機的速度增加，相應(yīng)的機翼上下表面的壓力差也增加，翼尖部分的渦流速度也增加到一定值時，按伯努利公式，可以知道，這時渦旋氣流的核心部分的壓力
航空知識 1959年2期1959-01-19